CN112416014B - 一种多旋翼无人机的飞行控制方法、装置和多旋翼无人机 - Google Patents

一种多旋翼无人机的飞行控制方法、装置和多旋翼无人机 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种多旋翼无人机的飞行控制方法、装置和多旋翼无人机，本发明包括：获取无人机所在位置的当前气压值，并根据预先测试得到的气压值与无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，确定与当前气压值对应的实际悬停油门比值；当实际悬停油门比值大于等于期望悬停油门比值时，对多旋翼无人机的飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值不进行调整；当实际悬停油门比值小于期望悬停油门比值时，降低飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值。本发明扩大了飞行控制器输出的油门值的变化范围，使得适用于高海拔飞行的具有较强动力系统的多旋翼无人机可以适用于低海拔环境的使用，拓宽了无人机的飞行高度范围。

Description

一种多旋翼无人机的飞行控制方法、装置和多旋翼无人机
技术领域
本发明涉及无人机技术领域，特别涉及一种多旋翼无人机的飞行控制方法、装置和多旋翼无人机。
背景技术
多旋翼无人机由均布的多个螺旋桨实现飞行，各个螺旋桨由电子调速器驱动动力电机而旋转产生推力支持多旋翼无人机的飞行。当各个螺旋桨所产生的推力总和大于无人机的自身重力时，无人机即可离地起飞；当无人机在控制下使得总推力等于无人机的自身重力时，无人机实现空中悬停，此时的油门值称为悬停油门；当其中某个或者某些螺旋桨加速、而对端侧的螺旋桨减速时，即可在多旋翼无人机上产生力矩而使得无人机能够沿相应方向偏转，所产生的偏转将总推力分解出水平分量，该水平分量可以控制无人机的水平方向飞行。
对于多旋翼无人机来讲，其高度控制和飞行姿态控制都是通过其中的相同的螺旋桨的控制实现的。
对于无人机来讲，由于大气压会随着海拔高度的变化而变化，因此，无人机处于悬停状态所需要的悬停油门的大小会随着无人机所处环境的气压值的变化而变化，即无人机处于悬停状态所需要的悬停油门的大小会随着海拔高度的升高而增大，同时，如上所述，多旋翼无人机的飞行控制中，其水平方向的控制需要在控制悬停油门的基础上进一步实现，因此，多旋翼无人机的水平方向的飞行控制也会受到无人机所处环境的气压值的影响。
由于不同海拔高度的大气压差异的巨大，多旋翼无人机适应不同海拔高度的飞行存在很大困难。如果多旋翼无人机为了高海拔飞行，则需要采用较强的动力系统，这种情况造成了采用较强的动力系统的多旋翼无人机在低海拔地区时系统动力过剩的情况，如悬停油门不足满推力油门的10％，此时很小的油门即可实现多旋翼无人机的起飞，这种情况下，由于电子调速器的油门降低能力不足(不到满推力油门的10％)甚至消失，使得减速一部分螺旋桨的动作难以执行，进而无法实现适用于高海拔飞行的具有较强动力系统的多旋翼无人机在低海拔环境中的精细化控制。
发明内容
有鉴于此，本发明提供一种多旋翼无人机的飞行控制方法、装置和多旋翼无人机，以根据多旋翼无人机所在位置的当前气压值对多旋翼无人机的飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值进行调节，以扩大飞行控制器输出的油门值的变化范围，实现适用于高海拔飞行的具有较强动力系统的多旋翼无人机在低海拔环境中的精细化控制，拓宽多旋翼无人机的飞行高度范围。
本发明的技术方案是这样实现的：
一种多旋翼无人机的飞行控制方法，所述多旋翼无人机安装有适用于高海拔飞行的动力系统，所述方法包括：
获取所述多旋翼无人机所在位置的当前气压值；
根据预先测试得到的气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，确定与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值，其中，所述实际悬停油门比值为所述多旋翼无人机处于悬停状态时的油门值与所述多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值的比值；
当所述实际悬停油门比值大于等于期望悬停油门比值时，对所述多旋翼无人机的飞行控制器向所述多旋翼无人机的各个电子调速器所输出的油门值不进行调整；
当所述实际悬停油门比值小于所述期望悬停油门比值时，降低所述飞行控制器向所述各个电子调速器所输出的油门值；
其中，所述期望悬停油门比值为所述多旋翼无人机处于悬停状态时所期望的悬停油门值与所述多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值的比值。
可选地，所述的当所述实际悬停油门比值小于所述期望悬停油门比值时，降低所述飞行控制器向所述各个电子调速器所输出的油门值，包括：
当所述实际悬停油门比值小于所述期望悬停油门比值时，将所述实际悬停油门比值和所述期望悬停油门比值相除获得小于1的油门比例系数，进而将由所述油门比例系数与所述飞行控制器向所述各个电子调速器所输出的油门值相乘所获得的比所述油门值小的油门修正值作为降低后的油门值发送给所述各个电子调速器以驱动所述多旋翼无人机的各个螺旋桨电机的运转。
可选地，所述预先测试得到的气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系记载于气压值和实际悬停油门比值关系表中；
所述的根据预先测试得到的气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，确定与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值，包括：
利用所述气压值和实际悬停油门比值关系表并采用插值法，确定与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值；
其中，采用插值法确定与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值，包括：
在所述气压值和实际悬停油门比值关系表中，通过对比确定出与所述当前气压值相邻的两个气压值以及与该两个气压值相对应的两个实际悬停油门比值；
将该两个实际悬停油门比值的差值与该两个气压值的差值相除以获得第一结果，将所述当前气压值与该两个气压值中较小的气压值相减以获得第二结果；
将所述第一结果和所述第二结果相乘以获得第三结果，将所述第三结果与该两个实际悬停油门比值中较小的实际悬停油门比值相加而获得的结果，作为与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值。
可选地，所述气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，通过以下方法获得：
根据预先测试得到的所述气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值，拟合出所述气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值的关系公式；
所述的根据预先测试得到的气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，确定与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值，包括：
将所述当前气压值带入所述关系公式，以得出与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值。
一种多旋翼无人机的飞行控制装置，所述多旋翼无人机安装有适用于高海拔飞行的动力系统，所述飞行控制装置包括存储模块、气压采集模块、实际悬停油门比值确定模块和油门值调节模块；其中，
所述存储模块用于存储预先测试得到的气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，并存储期望悬停油门比值；
所述气压采集模块安装于所述多旋翼无人机，以在所述多旋翼无人机的飞行过程中，获取所述多旋翼无人机所在位置的当前气压值；
所述实际悬停油门比值确定模块连接于所述存储模块和所述气压采集模块，用于根据所述气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，确定与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值；
所述油门值调节模块连接于所述存储模块和所述实际悬停油门比值确定模块，用于当所述实际悬停油门比值大于等于所述期望悬停油门比值时，对所述多旋翼无人机的飞行控制器向所述多旋翼无人机的各个电子调速器所输出的油门值不进行调整，当所述实际悬停油门比值小于所述期望悬停油门比值时，降低所述飞行控制器向所述各个电子调速器所输出的油门值；
其中，所述期望悬停油门比值为所述多旋翼无人机处于悬停状态时所期望的悬停油门值与所述多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值的比值；
所述实际悬停油门比值为所述多旋翼无人机处于悬停状态时的油门值与所述多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值的比值。
可选地，所述油门值调节模块包括油门值转发模块；
所述油门值转发模块连接于所述飞行控制器和各个电子调速器之间，用于当所述实际悬停油门比值大于等于所述期望悬停油门比值时，将所述油门值发送给所述各个电子调速器以驱动所述多旋翼无人机的各个螺旋桨电机的运转。
可选地，所述油门值调节模块包括油门比例系数模块和油门调节模块；其中，
所述油门比例系数模块连接于所述存储模块和所述实际悬停油门比值确定模块，用于根据所述实际悬停油门比值和所述期望悬停油门比值获得油门比例系数；
所述油门调节模块连接于所述油门比例系数模块以及所述飞行控制器和各个电子调速器之间，用于当所述实际悬停油门比值小于所述期望悬停油门比值时，将所述实际悬停油门比值和所述期望悬停油门比值相除获得小于1的油门比例系数，进而将由所述油门比例系数与所述飞行控制器所输出的油门值相乘所获得的比所述油门值小的油门修正值作为降低后的油门值发送给所述各个电子调速器以驱动所述多旋翼无人机的各个螺旋桨电机的运转。
可选地，所述实际悬停油门比值确定模块、所述油门值调节模块和/或所述存储模块内置于所述飞行控制器中。
一种多旋翼无人机，其特征在于，采用如上任一项所述的多旋翼无人机的飞行控制装置。
一种非易失性计算机可读存储介质，所述非易失性计算机可读存储介质存储指令，其特征在于，所述指令在由处理器执行时使得所述处理器执行如上任一项所述的多旋翼无人机的飞行控制方法中的步骤。
一种电子设备，包括：
至少一个处理器；以及，
与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，
所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器执行如上任一项所述的多旋翼无人机的飞行控制方法中的步骤。
从上述方案可以看出，本发明的多旋翼无人机的飞行控制方法、装置和多旋翼无人机中，通过气压值与多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，来确定无人机所在位置的当前气压值对应的实际悬停油门比值，进而通过该实际悬停油门比值和期望悬停油门比值来获得油门比例系数，并利用该油门比例系数对多旋翼无人机的飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值进行调节，从而扩大了飞行控制器输出的油门值的变化范围，从而能够使得适用于高海拔飞行的具有较强动力系统的多旋翼无人机可以适用于低海拔环境的使用，拓宽多旋翼无人机的飞行高度范围。并且，采用本发明的多旋翼无人机的飞行控制方法、装置和多旋翼无人机，不需要对现有多旋翼无人机进行结构改进，只需要在原有多旋翼无人机的控制程序基础上增加与油门比例控制模块和油门调节模块相应的控制程序或者相应的硬件电路即可，降低了多旋翼无人机的改造成本。
附图说明
图1为本发明实施例的多旋翼无人机的飞行控制方法流程图；
图2为本发明实施例的多旋翼无人机的飞行控制装置结构示意图；
图3为本发明实施例的多旋翼无人机的飞行控制装置的另一实施例结构示意图；
图4为本发明实施例中的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明作进一步详细说明。
在本发明实施例中，采用比例值的方式来描述多旋翼无人机的油门的相关参量，这些参量的具体含义如下。
实际悬停油门比值为：多旋翼无人机处于悬停状态时的油门值与多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值的比值，其中，油门值是指油门开启时输出的动力值。在可选实施例中，多旋翼无人机处于悬停状态时的油门值为多旋翼无人机处于悬停状态时的所有电子调速器的总输出油门值，多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值为多旋翼无人机处于满推力状态时的所有电子调速器的总输出油门值。
期望悬停油门比值为：多旋翼无人机的处于悬停状态时所期望的悬停油门值与多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值的比值。在可选实施例中，多旋翼无人机的处于悬停状态时所期望的悬停油门值为多旋翼无人机处于悬停状态时所期望的所有电子调速器的总输出油门值，多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值为多旋翼无人机处于满推力状态时的所有电子调速器的总输出油门值。其中，期望悬停油门比值是人为设定的，由经验所确定的比较适合多旋翼无人机飞行的悬停油门比值。
多旋翼无人机的可飞行海拔高度一般在0至6000米左右。这对于多旋翼无人机的动力系统带来的极大的挑战。
例如，在接近海拔6000米高度中，一般动力的多旋翼无人机(如普通民用的多旋翼无人机)接近于可飞行的高度极限，由于空气稀薄，多旋翼无人机的所有控制螺旋桨转速的电子调速器均接近于最大油门进行输出来维持悬停状态，此时，电子调速器的进一步油门提升能力下降，而在此高度范围中，要使得多旋翼无人机进行水平运动，需要加速一部分螺旋桨的转速并减速一部分螺旋桨的转速，并且需要保持多旋翼无人机的总推力不变以保证高度稳定，在这种情况下，由于电子调速器的进一步油门提升能力下降甚至消失，使得加速一部分螺旋桨的动作难以执行，尽管对螺旋桨减速可以实现，但是只减速部分螺旋桨的转速的方案将导致多旋翼无人机的总推力不足，从而无法维持多旋翼无人机的飞行高度。
又如，对于系统动力过剩的情况下，例如适用于高海拔飞行的具有较强动力系统的多旋翼无人机在低海拔环境中工作时，如果悬停油门不足满推力油门的10％，此时很小的油门即可实现多旋翼无人机的起飞，这种情况下，电子调速器的进一步油门降低的能力下降，在这种情况下，要使得多旋翼无人机进行水平运动，需要加速一部分螺旋桨的转速并减速一部分螺旋桨的转速，并且需要保持多旋翼无人机的总推力不变以保证高度稳定，在这种情况下，由于电子调速器的油门降低能力不足(不到满推力油门的10％)甚至消失，使得减速一部分螺旋桨的动作难以执行，尽管对螺旋桨加速可以实现，但是加速部分螺旋桨的转速的方案将导致多旋翼无人机的总推力过剩，从而难以控制多旋翼无人机的飞行高度，这种情况下，多旋翼无人机全部的姿态调节量最多只有10％，这对于动力系统造成了极大的浪费并且使得多旋翼无人机的控制难度增大。
从上述两个例子也可以看出，过高的悬停油门将导致无人机进一步爬升的困难，并且过低的悬停油门将导致无人机进一步下降困难。因此，悬停油门控制在满推力油门的50％(悬停油门比值)左右最为合理，这种情况下，对于多旋翼无人机的悬停高度控制和姿态调节都能够充分发挥无人机动力系统的能力。在实际工程中，由于动力系统输出具有一定的非线性，悬停油门比例参数可能会略高于50％。
本发明实施例基于上述原理，将多旋翼无人机的飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值进行调节，使得适用于高海拔飞行的具有较强动力系统的多旋翼无人机在低海拔环境中的飞行控制器输出的油门值根据期望悬停油门比值(例如50％)进行调节，以扩大飞行控制器输出的油门值的变化范围，使得适用于高海拔飞行的具有较强动力系统的多旋翼无人机在低海拔环境中的精细化控制，拓宽多旋翼无人机的飞行高度范围。
本发明实施例中，多旋翼无人机安装有适用于高海拔飞行的动力系统，如图1所示，本发明实施例的多旋翼无人机的飞行控制方法，主要包括以下步骤：
步骤1、获取多旋翼无人机所在位置的当前气压值；
步骤2、根据预先测试得到的气压值与多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，确定与当前气压值对应的实际悬停油门比值，其中，实际悬停油门比值为多旋翼无人机处于悬停状态时的油门值与多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值的比值；
步骤3、当实际悬停油门比值大于等于期望悬停油门比值时，对多旋翼无人机的飞行控制器向多旋翼无人机的各个电子调速器所输出的油门值不进行调整；当实际悬停油门比值小于期望悬停油门比值时，降低飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值。
依据本发明的精神原则，可以在上述说明的启示下，采用具体油门值的方式来实现各个电子调速器在所处环境中的具体输出油门大小。
在可选实施例中，可通过如下预先测试手段得到气压值与多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系：
在不同气压参数条件下记录多旋翼无人机的实际悬停油门比值和对应的气压值。
在可选实施例中，还可通过额外手段，例如通过其他测试仪器进行不同气压值条件下的多旋翼无人机的实际悬停油门比值测量而实施。例如，通过测试仪器，分别记录多旋翼无人机处于不同海拔高度时的气压值和对应的实际悬停油门，并将所记录的实际悬停油门与多旋翼无人机的满推力油门相除来最终获得不同气压值条件下的多旋翼无人机的实际悬停油门比值。例如，事先在无人机需要工作的气压(海拔高度)范围内对不同气压值下的悬停油门进行实验测试标定，以获得对应关系，并预先存储于飞行控制器中。
在可选实施例中，多旋翼无人机安装有机载气压计，在多旋翼无人机的飞行过程中，通过多旋翼无人机的机载气压计实时获取多旋翼无人机所处环境的气压值。
在可选实施例中，气压值与多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系可以采用多种形式记载。本发明实施例中，采用以下两种实施例形式记载。
形式一：采用关系表形式记载气压值与多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系。
形式二、采用公式形式记载气压值与多旋翼无人机的悬停油门比值之间的对应关系。
在形式一中，预先测试得到的气压值与多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系记载于气压值和实际悬停油门比值关系表中。
进而在形式一中，步骤2中的根据预先测试得到的气压值与多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，确定与当前气压值对应的实际悬停油门比值，包括：
利用气压值和实际悬停油门比值关系表并采用插值法，确定与多旋翼无人机在所在位置的当前气压值对应的实际悬停油门比值。
下表示出了一种可选实施例中的气压值和实际悬停油门比值关系表。
气压值(P) Pmax P2 P3 …… Pmin
实际悬停油门比值(T) Tmin T2 T3 …… Tmax
由于海拔越高，气压越低的缘故，导致悬停油门越大。因此，气压值的最大值Pmax对应于实际悬停油门比值的最小值Tmin，气压值的最小值Pmin对应于实际悬停油门比值的最大值Tmax。这是因为，在高海拔高度中，多旋翼无人机接近于可飞行的高度极限，由于空气稀薄，多旋翼无人机的所有控制螺旋桨转速的电子调速器均接近于最大油门进行输出来维持悬停状态，所以气压值的最小值Pmin对应于实际悬停油门比值的最大值Tmax；相反地，在低海拔高度中，适用于高海拔飞行的具有较强动力系统的多旋翼无人机在低海拔环境中工作时，悬停油门可以达到不足满推力油门的10％，此时很小的油门即可实现多旋翼无人机的起飞，所以气压值的最大值Pmax对应于实际悬停油门比值的最小值Tmin。其中，气压是作用在单位面积上的大气压力，即在数值上等于单位面积上向上延伸到大气上界的垂直空气柱所受到的重力。著名的马德堡半球实验证明了它的存在。气象学中，人们一般用千帕(kPa)、或使用百帕(hpa)作为单位。其它的常用单位分别是：巴(bar，1bar＝100,000帕)和厘米水银柱(或称厘米汞柱)。气压不仅随高度变化，也随温度而异。气压的变化与天气变化密切相关。气压的大小与海拔高度、大气温度、大气密度等有关，一般随高度升高按指数律递减，所以海拔越高的地方气压月底，海拔越低的地方气压越高。
关于气压越高，需要的无人机处于悬停状态时的油门值越小，气压越低，需要的无人机处于悬停状态时的油门值越大，还可从如下公式中找到原因：
T＝CT·Ar·r2·ρ·ω2
上述公式为螺旋桨推力公式。其中，T为螺旋桨推力，CT为推力常数(与螺旋桨具体设计有关)，Ar为螺旋桨旋转面面积，r为螺旋桨半径，对于同一个螺旋桨而言CT、Ar、r为定值，ρ为大气密度，ω为螺旋桨转速，ρ和ω为变量。从上述螺旋桨推力公式可以看出，当海拔高度上升时由于气压下降，则大气密度ρ降低，按照上述螺旋桨推力公式，要获得同等推力T，即要保持螺旋桨推力不变，螺旋桨转速ω须增加，因此电机需要更大油门，反之，当海拔高度下降时由于气压上升，则大气密度ρ升高，按照上述螺旋桨推力公式，要获得同等推力T，即要保持螺旋桨推力不变，螺旋桨转速ω须降低，因此电机需要更小油门，即气压越高，需要的无人机处于悬停状态时的油门值越小，气压越低，需要的无人机处于悬停状态时的油门值越大。
基于上述气压值和实际悬停油门比值关系表，采用插值法确定与当前气压值对应的实际悬停油门比值，包括：
在气压值和实际悬停油门比值关系表中，通过对比确定出与当前气压值相邻的两个气压值以及与该两个气压值相对应的两个实际悬停油门比值；
将该两个实际悬停油门比值的差值与该两个气压值的差值相除以获得第一结果，将当前气压值与该两个气压值中较小的气压值相减以获得第二结果；
将第一结果和第二结果相乘以获得第三结果，将第三结果与该两个实际悬停油门比值中较小的实际悬停油门比值相加而获得的结果，作为与当前气压值对应的实际悬停油门比值。
具体地，上述采用插值法确定与当前气压值对应的实际悬停油门比值的过程可由以下公式表示：
其中，PC∈[PX+1,PX]，X＝min,1,2,...,max，PC为多旋翼无人机所在位置的当前气压值，Tr为多旋翼无人机所在位置的实际悬停油门比值。
例如，参见上表所示，当PC落入P2和P3范围内时，则有：
在形式二中，步骤2中的气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，通过以下方法获得：
根据预先测试得到的气压值与多旋翼无人机的实际悬停油门比值，拟合出气压值与多旋翼无人机的实际悬停油门比值的关系公式。
其中，关于拟合公式的手段可以采用现有的曲线拟合相关的技术实现，此处不再赘述。
在形式二中，步骤2中建立的关系公式的一般表达式如下：
T＝f(P),P∈[Pmin,Pmax]
进而在形式二中，步骤2中的根据预先测试得到的气压值与多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，确定与当前气压值对应的实际悬停油门比值，包括：
将当前气压值带入关系公式，以得出与当前气压值对应的实际悬停油门比值。
例如通过下式获得多旋翼无人机所在位置的当前气压值的实际悬停油门比值
Tr＝f(PC)
其中，PC为多旋翼无人机所在位置的当前气压值，Tr为多旋翼无人机位于所在位置的实际悬停油门比值。
在可选实施例中，步骤3中的当实际悬停油门比值大于等于期望悬停油门比值时，对多旋翼无人机的飞行控制器向多旋翼无人机的各个电子调速器所输出的油门值不进行调整，可通过如下手段实现：
当实际悬停油门比值大于等于期望悬停油门比值时，将多旋翼无人机的飞行控制器所输出的油门值直接发送给各个电子调速器以驱动所述多旋翼无人机的各个螺旋桨电机的运转。
在可选实施例中，多旋翼无人机的飞行控制方法还可进一步包括以下步骤：
根据实际悬停油门比值和期望悬停油门比值获得油门比例系数；
将油门比例系数与飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值相乘获得油门修正值。
在可选实施例中，所述的根据实际悬停油门比值和期望悬停油门比值获得油门比例系数，包括：
将实际悬停油门比值与期望悬停油门比值相除的结果，作为油门比例系数。
进而在可选实施例中，步骤3中的当实际悬停油门比值大于等于期望悬停油门比值时，对飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值不进行调整，可通过如下手段实现：
当实际悬停油门比值大于等于期望悬停油门比值时，将油门比例系数设置为1，将所获得的与油门值相等的油门修正值(即此时的油门修正值等于油门值，即此时的油门修正值相当于油门值，也就是说，此种手段相当于不调整油门值)发送给各个电子调速器以驱动各个螺旋桨电机的运转。
在可选实施例中，步骤3中的当实际悬停油门比值小于期望悬停油门比值时，降低飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值，包括：
当实际悬停油门比值小于期望悬停油门比值时，将实际悬停油门比值和期望悬停油门比值相除获得小于1的油门比例系数，进而将由油门比例系数与飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值相乘所获得的比油门值小的油门修正值作为降低后的油门值发送给各个电子调速器以驱动多旋翼无人机的各个螺旋桨电机的运转。
上述可选实施例中，油门比例系数的数学表达为
其中，Tr为实际悬停油门比值，Tg为期望悬停油门比值。
在可选实施例中，期望悬停油门比值Tg为可修改参数，期望悬停油门比值Tg参考悬停油门值优选为满推力油门的50％以充分保证多旋翼无人机的悬停高度控制和姿态调节而设定。进而在可选实施例中，期望悬停油门比值为50％，这样，飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值的变化范围可以扩大，实现了飞行控制器对各个电子调速器的精细化控制。在这种情况下，对于多旋翼无人机的悬停控制和姿态调节都能够充分发挥无人机动力系统的能力。在实际工程中，由于动力系统输出具有一定的非线性，该期望悬停油门比值可以设置为略高于50％。
在可选实施例中，当多旋翼无人机的飞行高度达到足够的高度，使得多旋翼无人机在该足够的高度的气压值下的实际悬停油门比值(即Tr)大于50％时，期望悬停油门比值(Tg)仍然设置为50％则不再合适，因为通过
所获得的油门比值将大于100％。此时，若将飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值与油门比例系数相乘后所得到的油门修正值发送给各个电子调速器，则可能出现各个电子调速器在所处环境中的输出油门比例值大于100％的情况，这种情况意味着，各个电子调速器在所处环境中的输出油门值将大于各个电子调速器的最大输出油门值，显然这种情况是不可能发生的。并且，在多旋翼无人机出现实际悬停油门比值(即Tr)大于50％时的对应飞行高度已经处于一个相当的高度，这种高度情况下，多旋翼无人机必须加大悬停油门才能保证在这种高度情况下的悬停。更极限的情况是，多旋翼无人机处于接近6000米的极限飞行高度时，其实际悬停油门比值(即Tr)会达到90％以上甚至100％，在这种高度情况下，多旋翼无人机已经无法继续加大悬停油门，也就是说多旋翼无人机不能保证在更高的高度还能够处于悬停状态，因此，若仍将期望悬停油门比值(Tg)设置为50％则会失去意义。
因此，在可选实施例中，当多旋翼无人机在所处环境中的实际悬停油门比值大于50％时，将期望悬停油门比值设置为与实际悬停油门比值相等。这样，通过
所获得的油门比例系数为1，最终采用本发明实施例的多旋翼无人机的飞行控制方法会将油门比例系数控制在不超过100％的范围，避免各个电子调速器在所处环境中的输出油门比例值大于100％情况的发生。
另外，在可选实施例中，通过直接限制各个电子调速器在所处环境中的输出油门也能够避免各个电子调速器在所处环境中的输出油门比例值大于100％情况的发生。在该可选实施例中，各个电子调速器在所处环境中的输出油门比例值不超过100％。
在可选实施例中，上述的将油门比例系数与飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值相乘获得油门修正值，可由以下公式表示：
其中，Tx∈[0,100％],x＝0,1,...,n。
其中，[T0,T1,...,Tn]a为向各个电子调速器输出的油门修正值，[T0,T1,...,Tn]o表示飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值，Tx表示对应于各个电子调速器中的任意一个电子调速器油门值或者油门修正值。其中的Tx∈[0,100％]表明了各个电子调速器在所处环境中的输出不超过各个电子调速器各自对应的最大输出。
在可选实施例中，飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值可包含于飞行控制器向各个电子调速器发送的控制指令中。这样，就可以通过控制指令来调整各个电子调速器的输出油门的大小以实现对多旋翼无人机的悬停和各种飞行姿态的控制。
以下以一具体实例对本发明的多旋翼无人机的飞行控制方法进行说明。
当适用于高海拔飞行的具有较强动力系统的多旋翼无人机在低海拔环境中工作时，在处于悬停状态时，多旋翼无人机的实际悬停油门比值(Tr)为10％。
这种情况下，在不采用本发明的方法时，飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值的向下的变化范围在0～10％之间，那么在进行飞行控制的姿态调整、前进、后退等动作时，飞行控制器的在确保多旋翼无人机的平稳运行的情况下，只有10％的调节空间，这种情况将造成多旋翼无人机飞行状态的不稳定。
在采用本发明的方法时，若期望悬停油门比值(Tg)设置为50％，则由
可以得到，油门修正值为2％＝10％×(10％/50％)，其中，[T0,T1,...,Tn]o为10％，[T0,T1,...,Tn]a为2％。
当2％的油门修正值输出给电子调速器后，电子调速器控制多旋翼无人机的螺旋桨电机的输出将会因为降低了的油门修正值而下降(原本电子调速器接收的是10％的油门值，而本发明中此时电子调速器接收到的是2％的油门修正值)，这种情况下，飞行控制器由于自身所具备的调节功能中具有保证多旋翼无人机悬停状态而调高油门值的功能，进而飞行控制器输出的油门值将升高，即[T0,T1,...,Tn]o由原本的10％升高，直到保证多旋翼无人机的实际悬停油门比值(Tr)为10％，使得多旋翼无人机能够保持悬停状态，即使得[T0,T1,...,Tn]a达到10％，此时由
可以得到，油门修正值为10％＝50％×(10％/50％)，其中，[T0,T1,...,Tn]o为50％，[T0,T1,...,Tn]a为10％。可以看出，采用本发明的方法时，10％的实际悬停油门比值(Tr)将得到飞行控制器向各个电子调速器所输出50％的油门值，这样，飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值的向下的变化范围则扩大到了0～50％之间，那么在进行飞行控制的姿态调整、前进、后退等动作时，飞行控制器便能够在确保多旋翼无人机的平稳运行的情况下，留有足够的调节空间(50％)，从而实现了适用于高海拔飞行的具有较强动力系统的多旋翼无人机在低海拔环境中的精细化控制，保证了多旋翼无人机飞行状态的稳定。
本发明实施例还提供了一种多旋翼无人机的飞行控制装置，该多旋翼无人机安装有适用于高海拔飞行的动力系统，如图2所示，该多旋翼无人机的飞行控制装置包括存储模块1、气压采集模块2、实际悬停油门比值确定模块3和油门值调节模块4。其中，存储模块1用于存储预先测试得到的气压值与多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，并存储期望悬停油门比值。气压采集模块2安装于多旋翼无人机，以在多旋翼无人机的飞行过程中，获取多旋翼无人机所在位置的当前气压值，在优选实施例中，气压采集模块2为气压计。实际悬停油门比值确定模块3连接于存储模块1和气压采集模块2，实际悬停油门比值确定模块3用于根据气压值与多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，确定与当前气压值对应的实际悬停油门比值。油门值调节模块4连接于存储模块1和实际悬停油门比值确定模块3，油门值调节模块4用于：当实际悬停油门比值大于等于期望悬停油门比值时，对多旋翼无人机的飞行控制器5向多旋翼无人机的各个电子调速器6所输出的油门值不进行调整，当实际悬停油门比值小于期望悬停油门比值时，降低飞行控制器5向各个电子调速器6所输出的油门值。
其中，实际悬停油门比值为多旋翼无人机处于悬停状态时的油门值与多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值的比值，期望悬停油门比值为多旋翼无人机处于悬停状态时所期望的悬停油门值与多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值的比值。
在可选实施例中，油门值调节模块4包括油门值转发模块。油门值转发模块连接于飞行控制器5和各个电子调速器6之间，用于当实际悬停油门比值大于等于期望悬停油门比值时，将油门值发送给各个电子调速器6以驱动多旋翼无人机的各个螺旋桨电机的运转。
在可选实施例中，油门值调节模块4包括油门比例系数模块41和油门调节模块42，如图3所示。其中，油门比例系数模块41连接于存储模块1和实际悬停油门比值确定模块3，油门比例系数模块41用于根据实际悬停油门比值和期望悬停油门比值获得油门比例系数。油门调节模块42连接于油门比例系数模块41以及飞行控制器5和各个电子调速器6之间，油门调节模块42用于：将油门比例系数与飞行控制器5向各个电子调速器6所输出的油门值相乘获得油门修正值；当实际悬停油门比值大于等于期望悬停油门比值时，将油门比例系数设置为1，将所获得的与油门值相等的油门修正值(即此时的油门修正值等于油门值，即此时的油门修正值相当于油门值，也就是说，此种手段相当于不调整油门值)发送给各个电子调速器6以驱动多旋翼无人机的各个螺旋桨电机的运转；当实际悬停油门比值小于期望悬停油门比值时，将实际悬停油门比值和期望悬停油门比值相除获得小于1的油门比例系数，进而将由油门比例系数与飞行控制器5所输出的油门值相乘所获得的比油门值小的油门修正值作为降低后的油门值发送给各个电子调速器6以驱动多旋翼无人机的各个螺旋桨电机的运转。
在可选实施例中，实际悬停油门比值确定模块3、油门值调节模块4和/或存储模块1内置于多旋翼无人机的飞行控制器中。即，实际悬停油门比值确定模块3、油门值调节模块4和存储模块1中至少一个可以内置于飞行控制器中，优选地，实际悬停油门比值确定模块3、油门值调节模块4和存储模块1均内置于飞行控制器中。
本发明实施例还提供一种多旋翼无人机，该多旋翼无人机采用如上所述的多旋翼无人机的飞行控制装置。
本发明实施例还同时提供一种非易失性计算机可读存储介质，该非易失性计算机可读存储介质存储指令，该指令在由处理器执行时使得所述处理器执行如上述说明中的多旋翼无人机的飞行控制方法中的各个步骤。
本发明实施例还同时提供一种多旋翼无人机的飞行控制方法的电子设备，如图4所示，该电子设备包括：至少一个处理器21以及存储器22。存储器22和至少一个处理器21通信连接，例如存储器22和至少一个处理器21通过总线连接。存储器22存储有可被至少一个处理器21执行的指令，所述指令被至少一个处理器21执行，以使至少一个处理器21执行如上述说明中的多旋翼无人机的飞行控制方法中的各个步骤。在可选实施例中，处理器21可以为多旋翼无人机的飞行控制器，存储器22可以为多旋翼无人机的机载存储器。
本发明实施例提供的多旋翼无人机的飞行控制方法、装置和多旋翼无人机中，通过气压值与多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，来确定无人机所在位置的当前气压值对应的实际悬停油门比值，进而通过该实际悬停油门比值和期望悬停油门比值来获得油门比例系数，并利用该油门比例系数对多旋翼无人机的飞行控制器向各个电子调速器所输出的油门值进行调节，从而扩大了飞行控制器输出的油门值的变化范围，从而能够使得适用于高海拔飞行的具有较强动力系统的多旋翼无人机可以适用于低海拔环境的使用，拓宽多旋翼无人机的飞行高度范围。并且，采用本发明实施例的多旋翼无人机的飞行控制方法、装置和多旋翼无人机，不需要对现有多旋翼无人机进行结构改进，只需要在原有多旋翼无人机的控制程序基础上增加与油门比例控制模块和油门调节模块相应的控制程序或者相应的硬件电路即可，降低了多旋翼无人机的改造成本。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明保护的范围之内。

Claims (9)

1.一种多旋翼无人机的飞行控制方法，所述多旋翼无人机安装有适用于高海拔飞行的动力系统，所述方法包括：
获取所述多旋翼无人机所在位置的当前气压值；
根据预先测试得到的气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，确定与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值，其中，所述实际悬停油门比值为所述多旋翼无人机处于悬停状态时的油门值与所述多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值的比值；
当所述实际悬停油门比值大于等于期望悬停油门比值时，对所述多旋翼无人机的飞行控制器向所述多旋翼无人机的各个电子调速器所输出的油门值不进行调整；
当所述实际悬停油门比值小于所述期望悬停油门比值时，降低所述飞行控制器向所述各个电子调速器所输出的油门值；
其中，所述期望悬停油门比值为所述多旋翼无人机处于悬停状态时所期望的悬停油门值与所述多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值的比值；
其中，所述的当所述实际悬停油门比值小于所述期望悬停油门比值时，降低所述飞行控制器向所述各个电子调速器所输出的油门值，包括：
当所述实际悬停油门比值小于所述期望悬停油门比值时，将所述实际悬停油门比值和所述期望悬停油门比值相除获得小于1的油门比例系数，进而将由所述油门比例系数与所述飞行控制器向所述各个电子调速器所输出的油门值相乘所获得的比所述油门值小的油门修正值作为降低后的油门值发送给所述各个电子调速器以驱动所述多旋翼无人机的各个螺旋桨电机的运转。
2.根据权利要求1所述的多旋翼无人机的飞行控制方法，其特征在于：
所述预先测试得到的气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系记载于气压值和实际悬停油门比值关系表中；
所述的根据预先测试得到的气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，确定与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值，包括：
利用所述气压值和实际悬停油门比值关系表并采用插值法，确定与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值；
其中，采用插值法确定与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值，包括：
根据所述气压值和实际悬停油门比值关系表，查表获得与所述当前气压值相邻的两个气压值以及与该两个气压值相对应的两个实际悬停油门比值；
将该两个实际悬停油门比值的差值与该两个气压值的差值相除以获得第一结果，将所述当前气压值与该两个气压值中较小的气压值相减以获得第二结果；
将所述第一结果和所述第二结果相乘以获得第三结果，将所述第三结果与该两个实际悬停油门比值中较小的实际悬停油门比值相加而获得的结果，作为与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值。
3.根据权利要求1所述的多旋翼无人机的飞行控制方法，其特征在于，所述气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，通过以下方法获得：
根据预先测试得到的所述气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值，拟合出所述气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值的关系公式；
所述的根据预先测试得到的气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，确定与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值，包括：
将所述当前气压值带入所述关系公式，以得出与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值。
4.一种多旋翼无人机的飞行控制装置，所述多旋翼无人机安装有适用于高海拔飞行的动力系统，其特征在于：
包括存储模块、气压采集模块、实际悬停油门比值确定模块和油门值调节模块；其中，
所述存储模块用于存储预先测试得到的气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，并存储期望悬停油门比值；
所述气压采集模块安装于所述多旋翼无人机，以在所述多旋翼无人机的飞行过程中，获取所述多旋翼无人机所在位置的当前气压值；
所述实际悬停油门比值确定模块连接于所述存储模块和所述气压采集模块，用于根据所述气压值与所述多旋翼无人机的实际悬停油门比值之间的对应关系，确定与所述当前气压值对应的实际悬停油门比值；
所述油门值调节模块连接于所述存储模块和所述实际悬停油门比值确定模块，用于当所述实际悬停油门比值大于等于所述期望悬停油门比值时，对所述多旋翼无人机的飞行控制器向所述多旋翼无人机的各个电子调速器所输出的油门值不进行调整，当所述实际悬停油门比值小于所述期望悬停油门比值时，降低所述飞行控制器向所述各个电子调速器所输出的油门值；
其中，所述期望悬停油门比值为所述多旋翼无人机处于悬停状态时所期望的悬停油门值与所述多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值的比值；
所述实际悬停油门比值为所述多旋翼无人机处于悬停状态时的油门值与所述多旋翼无人机处于满推力状态时的油门值的比值；
其中，所述油门值调节模块包括油门比例系数模块和油门调节模块；其中，
所述油门比例系数模块连接于所述存储模块和所述实际悬停油门比值确定模块，用于根据所述实际悬停油门比值和所述期望悬停油门比值获得油门比例系数；
所述油门调节模块连接于所述油门比例系数模块以及所述飞行控制器和各个电子调速器之间，用于当所述实际悬停油门比值小于所述期望悬停油门比值时，将所述实际悬停油门比值和所述期望悬停油门比值相除获得小于1的油门比例系数，进而将由所述油门比例系数与所述飞行控制器所输出的油门值相乘所获得的比所述油门值小的油门修正值作为降低后的油门值发送给所述各个电子调速器以驱动所述多旋翼无人机的各个螺旋桨电机的运转。
5.根据权利要求4所述的多旋翼无人机的飞行控制装置，其特征在于：
所述油门值调节模块包括油门值转发模块；
所述油门值转发模块连接于所述飞行控制器和各个电子调速器之间，用于当所述实际悬停油门比值大于等于所述期望悬停油门比值时，将所述油门值发送给所述各个电子调速器以驱动所述多旋翼无人机的各个螺旋桨电机的运转。
6.根据权利要求4所述的多旋翼无人机的飞行控制装置，其特征在于：
所述实际悬停油门比值确定模块、所述油门值调节模块和/或所述存储模块内置于所述飞行控制器中。
7.一种多旋翼无人机，其特征在于，采用如权利要求4至6任一项所述的多旋翼无人机的飞行控制装置。
8.一种非易失性计算机可读存储介质，所述非易失性计算机可读存储介质存储指令，其特征在于，所述指令在由处理器执行时使得所述处理器执行如权利要求1至3任一项所述的多旋翼无人机的飞行控制方法中的步骤。
9.一种电子设备，其特征在于，包括：
至少一个处理器；以及，
与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，
所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器执行如权利要求1至3任一项所述的多旋翼无人机的飞行控制方法中的步骤。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113110578B (zh) * 2021-04-16 2023-03-10 成都纵横自动化技术股份有限公司 一种无人机的控制方法、系统及装置
CN113985925B (zh) * 2021-12-28 2022-03-11 普宙科技(深圳)有限公司 无人机高度控制方法、系统、存储介质及电子设备

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106054905A (zh) * 2016-05-30 2016-10-26 深圳市前海疆域智能科技股份有限公司 飞行器一键起飞的方法
CN106564604A (zh) * 2016-04-13 2017-04-19 北京天宇新超航空科技有限公司 一种油电混合四旋翼动力单元及其控制方法
CN106647802A (zh) * 2016-11-23 2017-05-10 上海圣尧智能科技有限公司 垂直起飞无人机辅助起飞系统
CN106896825A (zh) * 2017-01-17 2017-06-27 览意科技（上海）有限公司 无人机起飞控制方法与装置
CN107145159A (zh) * 2017-07-07 2017-09-08 吴述梗 一种车载系留多旋翼控制系统架构及控制方法
CN107153392A (zh) * 2017-07-10 2017-09-12 吴述梗 一种车载系留多旋翼控制系统架构及控制方法
KR101952790B1 (ko) * 2017-10-27 2019-02-27 한국항공우주연구원 Db를 이용한 멀티콥터 개념설계 방법 및 이를 수행하는 프로그램을 기록한 컴퓨터로 읽을 수 있는 기록매체

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106564604A (zh) * 2016-04-13 2017-04-19 北京天宇新超航空科技有限公司 一种油电混合四旋翼动力单元及其控制方法
CN106054905A (zh) * 2016-05-30 2016-10-26 深圳市前海疆域智能科技股份有限公司 飞行器一键起飞的方法
CN106647802A (zh) * 2016-11-23 2017-05-10 上海圣尧智能科技有限公司 垂直起飞无人机辅助起飞系统
CN106896825A (zh) * 2017-01-17 2017-06-27 览意科技（上海）有限公司 无人机起飞控制方法与装置
CN107145159A (zh) * 2017-07-07 2017-09-08 吴述梗 一种车载系留多旋翼控制系统架构及控制方法
CN107153392A (zh) * 2017-07-10 2017-09-12 吴述梗 一种车载系留多旋翼控制系统架构及控制方法
KR101952790B1 (ko) * 2017-10-27 2019-02-27 한국항공우주연구원 Db를 이용한 멀티콥터 개념설계 방법 및 이를 수행하는 프로그램을 기록한 컴퓨터로 읽을 수 있는 기록매체

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